CN109162831A - 固液动力发动机及应用其的火箭 - Google Patents

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杜子琰
王鹏程
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Abstract

本发明公开了固液动力发动机及应用其的火箭，属于航空航天技术领域，一种固液动力发动机包括贮箱、气瓶和推力室；多个所述贮箱顺次排布呈环状结构，任意相邻所述贮箱之间设置有所述推力室，且所述推力室设置在远离环状结构中心的一侧，相邻所述贮箱与所述推力室之间设置有所述气瓶，且所述气瓶设置在远离环状结构中心的一侧。本申请多个所述贮箱顺次排布呈环状结构，降低成本，具体而言，所述推力室采用并联式结构，长细比小，形式灵活多样，可通过多个推力室的协同工作，利用固液发动机产生的推力获得多余的控制力矩，实现火箭的姿态控制，通过控制贮箱内部的液体氧化剂的流量来实现推力调节和多次启动，总体性能好。

Description

固液动力发动机及应用其的火箭
技术领域
本发明涉及航空航天技术领域，尤其是涉及一种固液动力发动机及应用其的火箭。
背景技术
目前，应用于上面级的动力系统的主要有液体火箭发动机和固体火箭发动机；其中，液体火箭发动机结构复杂，维护成本高；固体火箭发动机工作时间短，推力调节和重复启动较难，总体性能差。
因此，如何提供一种固液发动机及应用其的火箭，既能够降低液体发动机的维护成本，又能够提高固体发动机的性能，已成为本领域技术人员亟需解决的技术问题。
发明内容
本发明的目的在于提供一种固液发动机及应用其的火箭，以解决现有技术中存在的成本高、总体性能差的技术问题。
本发明提供的一种固液动力发动机，包括贮箱、气瓶和推力室；
所述贮箱至少设置有三个，多个所述贮箱顺次排布呈环状结构，所述贮箱用于储存液体氧化剂，任意相邻所述贮箱之间设置有所述推力室，且所述推力室设置在远离环状结构中心的一侧，相邻所述贮箱与所述推力室之间设置有所述气瓶，且所述气瓶设置在远离环状结构中心的一侧。
进一步地，所述推力室包括燃烧室壳体，所述燃烧室壳体内部形成燃烧室；所述燃烧室壳体的内侧壁上设置有药柱。
进一步地，所述药柱的轴向长度小于所述燃烧室壳体的轴向长度；所述药柱将所述燃烧室分为前燃室和后燃室；所述前燃室用于氧化剂的回流，所述后燃室用于燃料燃烧。
进一步地，所述前燃室的一端设置有喷注面板，且所述喷注面板远离所述药柱设置。
更进一步地，所述燃烧室壳体内侧壁上还设置有绝热层，所述药柱设置在所述绝热层上，所述绝热层用于保护所述燃烧室壳体。
更进一步地，所述喷注面板与所述燃烧室壳体围设成头腔。
更进一步地，所述燃烧室壳体的尾端设置有喷管组件，所述喷管组件包括喷管收缩部和喷管扩张部；所述喷管收缩部与所述燃烧室壳体连通，所述喷管扩张部与所述喷管收缩部连通。
更进一步地，所述喷管扩张部采用中空结构，且所述喷管扩张部呈喇叭口结构；所述喷管收缩部采用中空结构，且所述喷管收缩部呈收腰结构。
更进一步地，所述贮箱为铝合金贮箱；所述头腔为不锈钢头腔；所述喷注面板为不锈钢喷注面板；所述气瓶采用碳纤维缠绕复合材料气瓶。
本发明还提供一种火箭，包括上述技术方案所述的固液动力发动机。
相对于现有技术，本发明所述的一种固液动力发动机具有以下优势：
本发明提供一种固液动力发动机，包括贮箱、气瓶和推力室；所述贮箱至少设置有三个，多个所述贮箱顺次排布呈环状结构，所述贮箱用于储存液体氧化剂，任意相邻所述贮箱之间设置有所述推力室，且所述推力室设置在远离环状结构中心的一侧，相邻所述贮箱与所述推力室之间设置有所述气瓶，且所述气瓶设置在远离环状结构中心的一侧。本发明提供的一种固液发动机有效地解决了现有技术中存在的成本高、总体性能差的技术问题。
本申请设置有贮箱、气瓶和推力室；所述贮箱至少设置有三个，多个所述贮箱顺次排布呈环状结构，降低成本，具体而言，所述推力室采用并联式结构，长细比小，形式灵活多样，可通过多个推力室的协同工作，利用固液发动机产生的推力获得多余的控制力矩，实现火箭的姿态控制，在通过控制贮箱内部的液体氧化剂的流量来实现推力调节和多次启动，总体性能极佳。
本发明还提供的一种火箭，包括固液动力发动机，基于上述分析可知，该火箭既能够降低成本又能够提高总体性能。
附图说明
为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本申请实施例提供的一种固液动力发动机的立体结构示意图；
图2为本申请实施例提供的一种固液动力发动机的俯视图；
图3为本申请实施例提供的一种固液动力发动机的燃烧室的结构示意图；
图4为本申请实施例提供的一种固液动力发动机的燃烧室的剖视图。
附图标记：
气瓶；200-贮箱；300-燃烧室；301-头腔；302-喷注面板；303-前燃室；304-燃烧室壳体；305-药柱；306-后燃室；307-喷管收缩部；308-喷管扩张部。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电气连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
图1为本申请实施例提供的一种固液动力发动机的立体结构示意图；图2为本申请实施例提供的一种固液动力发动机的俯视图；图3为本申请实施例提供的一种固液动力发动机的燃烧室的结构示意图；图4 为本申请实施例提供的一种固液动力发动机的燃烧室的剖视图。
下面结合图1-4所示，本发明实施例提供了一种固液动力发动机，包括贮箱200、气瓶100和推力室；
所述贮箱200至少设置有三个，多个所述贮箱200顺次排布呈环状结构，任意相邻所述贮箱200之间设置有所述推力室，所述贮箱 200用于储存液体氧化剂，且所述推力室设置在远离环状结构中心的一侧，相邻所述贮箱200与所述推力室之间设置有所述气瓶100，且所述气瓶100设置在远离环状结构中心的一侧。
进一步说明，相对于现有技术，本发明提供的一种固液动力发动机，包括贮箱200、气瓶100和推力室；所述贮箱200至少设置有三个，多个所述贮箱200顺次排布呈环状结构，所述贮箱200用于储存液体氧化剂，任意相邻所述贮箱200之间设置有所述推力室，且所述推力室设置在远离环状结构中心的一侧，相邻所述贮箱200与所述推力室之间设置有所述气瓶100，且所述气瓶100设置在远离环状结构中心的一侧。本发明提供的一种固液发动机有效地解决了现有技术中存在的成本高、总体性能差的技术问题。
本申请设置有贮箱200、气瓶100和推力室；所述贮箱200至少设置有三个，多个所述贮箱200顺次排布呈环状结构，降低成本，具体而言，所述推力室采用并联式结构，长细比小，形式灵活多样，可通过多个推力室的协同工作，利用固液发动机产生的推力获得多余的控制力矩，实现火箭的姿态控制，在通过控制贮箱200内部的液体氧化剂的流量来实现推力调节和多次启动，总体性能极佳。
在本申请的一种具体实施例中，为了保证装置具有良好的稳定性能且使用寿命更长，如图1所示，本发明的所述推力室包括燃烧室壳体304，所述燃烧室壳体304内部形成燃烧室300；所述燃烧室壳体304的内侧壁上设置有药柱305。具体地，所述燃烧室壳体304 优选为30CrMnSiA材料，30CrMnSiA化学成份30CrMnSiA：属中碳钢，也属合金结构钢；强度高；调质后有很高的强度和足够的韧性，淬透性也好；调质后该材料做砂轮轴，齿轮，链轮都可以；具有良好的加工性；30CrMnSiA有很高的强度和足够的韧性，能够满足燃烧室300对强度和刚度的要求。
具体地，本申请中所述气瓶100内贮存高压氮气，所述贮箱200 内贮存液体氧化剂H2O2，所述液体氧化剂H2O2作为氧化剂，本申请利用端羟基聚丁二烯(HTPB)为燃料。
更具体地，所述过氧化氢(H2O2)生产成本低，无毒性，无强氧化性和腐蚀性，常温下为液态，便于贮存，同时又具有较高的性能，是理想的氧化剂。
更具体地，所述端羟基聚丁二烯(HTPB)制成的推进剂，有优良的力学性能，能量也较高，其本身合成工艺简单，易于工业生产，成本较低。
在本申请的一种具体实施例中，为了保证燃料充分燃烧，如图 1-4所示，本发明的所述药柱305的轴向长度小于所述燃烧室壳体304的轴向长度；所述药柱305将所述燃烧室300分为前燃室303 和后燃室306；所述前燃室303用于氧化剂的回流，所述后燃室306 用于燃料稳定燃烧。
具体地，所述前燃烧室303的作用主要是在此处产生回流，促进液体氧化剂的气化，增强氧化剂和燃料在此处的掺混，从而可以提高发动机前段药柱305的燃速和发动机的燃烧稳定性。
在本申请的一种具体实施例中，为了保证燃料充分燃烧，如图 1-4所示，本发明的所述前燃室303的一端设置有喷注面板302，且所述喷注面板302远离所述药柱305设置。
具体地，所述喷注面板302的材料选择不锈钢，喷注时能够与 H2O2相容，
在本申请的一种具体实施例中，为了保证燃料充分燃烧，如图 1-4所示，本发明的所述燃烧室壳体304内侧壁上还设置有绝热层，所述药柱305设置在所述绝热层上，所述绝热层用于保护所述燃烧室壳体。
具体地，所述绝热层选用高硅氧材料，高硅氧对热冲击有较高的稳定性，可在高温环境下长期使用。
在本申请的一种具体实施例中，为了保证燃料充分燃烧，如图 1-4所示，本发明的所述喷注面板302与所述燃烧室壳体304围设成头腔301。
具体地，所述头腔301的材料选择不锈钢，喷注时能够与H2O2相容。
具体地，在固液发动机开始工作时，所述所述气瓶100上还设置有阀门(阀门没有在附图中标记)，阀门控制气瓶100中的高压气体，挤压所述贮箱200中的液体氧化剂H2O2进入燃烧室，在所述头腔301 经过所述喷注面板302催化，分解为高压气体进入所述所述303前燃室，与燃烧室300内燃料开始反应；燃烧放出的热量对燃料加温，当燃料表面达到一定的温度时，燃料就开始气化。
在本申请的一种具体实施例中，为了保证燃料充分燃烧，如图 1-4所示，本发明的所述燃烧室壳体304的尾端设置有喷管组件，所述喷管组件包括喷管收缩部307和喷管扩张部308；所述喷管收缩部307与所述燃烧室壳体304连通，所述喷管扩张部308与所述喷管收缩部307连通。
具体地，经过所述药柱305而未参与反应的氧化剂和产生热解但未发生燃烧的固体燃料进入所述后燃烧室后，可以进行更加充分的混合。
更具体地，喷管收缩部307对上游燃气具有阻碍作用，可以使上游未充分燃烧的氧化剂和燃料扩散到所述后燃烧室306中心，充分地进行混合燃烧，这将使所述后燃烧室306的燃料燃速升高，提高发动机的燃烧效率，燃烧之后的高温高压燃气通过喷管扩张部308膨胀并加速喷出，产生反作用推力。
在本申请的一种具体实施例中，为了保证燃料充分燃烧，如图 1-4所示，在本申请的一种具体实施例中，为了保证固液动力发动机的使用寿命更长，如图1-4所示，所述喷管扩张部308采用中空结构，且所述喷管扩张部308呈喇叭口结构；所述喷管收缩部307采用中空结构，且所述喷管收缩部307呈收腰结构。
具体地，所述喷管扩张部308呈喇叭口结构，所述喷管扩张部 308的两端的横截面大小不同，所述喷管扩张部308横截面小的那端与所述喷管收缩部307连接。
更具体地，所述喷管收缩部307呈收腰结构，所述收腰结构具体为中间段的截面积小于两端口的截面积，且所述两端口的截面积大小不同设置，所述横截面积小的那端与所述喷管扩张部308横截面小的那端相连接。
在本申请的一种具体实施例中，为了保证固液动力发动机的使用寿命更长，如图1-4所示，所述贮箱200为铝合金贮箱200；所述头腔为不锈钢头腔；所述喷注面板302为不锈钢喷注面板302；所述气瓶100采用碳纤维缠绕复合材料气瓶100。
具体地，所述贮箱200为铝合金贮箱200，与氧化剂H2O2二级相容，且密度低；
更具体地，所述气瓶100采用碳纤维缠绕复合材料气瓶100，碳纤维缠绕复合材料比强度高，结构可靠性高。
本申请选用固液动力发动机在于固液发动机容易进行推力调节，可多次启动，推进剂能量较高，安全性好，除此之外，本申请设置有药柱305，所述药柱305具有良好的稳定性，温度敏感性低，多采用常温无毒推进剂组合，环保性和经济性好等特点，可作为传统动力系统的有力补充。
本申请还提供了一种火箭，包括上述任意实施例所述的固液动力发动机，因而具体该实施例中的任意一项的有益效果，具体地，一种固液动力发动机，包括贮箱200、气瓶100和推力室；所述贮箱200 至少设置有三个，多个所述贮箱200顺次排布呈环状结构，所述贮箱 200用于储存液体氧化剂，任意相邻所述贮箱200之间设置有所述推力室，且所述推力室设置在远离环状结构中心的一侧，相邻所述贮箱 200与所述推力室之间设置有所述气瓶100，且所述气瓶100设置在远离环状结构中心的一侧。本发明提供的一种固液发动机有效地解决了现有技术中存在的成本高、总体性能差的技术问题。
本申请设置有贮箱200、气瓶100和推力室；所述贮箱200至少设置有三个，多个所述贮箱200顺次排布呈环状结构，降低成本，具体而言，所述推力室采用并联式结构，长细比小，形式灵活多样，可通过多个推力室的协同工作，利用固液发动机产生的推力获得多余的控制力矩，实现火箭的姿态控制，在通过控制贮箱200内部的液体氧化剂的流量来实现推力调节和多次启动，总体性能极佳。
最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。

Claims (10)

1.一种固液动力发动机，其特征在于，包括贮箱、气瓶和推力室；
所述贮箱至少设置有三个，多个所述贮箱顺次排布呈环状结构，所述贮箱用于储存液体氧化剂，任意相邻所述贮箱之间设置有所述推力室，且所述推力室设置在远离环状结构中心的一侧，相邻所述贮箱与所述推力室之间设置有所述气瓶，且所述气瓶设置在远离环状结构中心的一侧。
2.根据权利要求1所述的固液动力发动机，其特征在于，所述推力室包括燃烧室壳体，所述燃烧室壳体内部形成燃烧室；所述燃烧室壳体的内侧壁上设置有药柱。
3.根据权利要求2所述的固液动力发动机，其特征在于，所述药柱的轴向长度小于所述燃烧室壳体的轴向长度；所述药柱将所述燃烧室分为前燃室和后燃室；所述前燃室用于氧化剂的回流，所述后燃室用于燃料稳定燃烧。
4.根据权利要求3所述的固液动力发动机，其特征在于，所述前燃室的一端设置有喷注面板，且所述喷注面板远离所述药柱设置。
5.根据权利要求3所述的固液动力发动机，其特征在于，所述燃烧室壳体内侧壁上还设置有绝热层，所述药柱设置在所述绝热层上，所述绝热层用于保护所述燃烧室壳体。
6.根据权利要求4所述的固液动力发动机，其特征在于，所述喷注面板与所述燃烧室壳体围设成头腔。
7.根据权利要求6所述的固液动力发动机，其特征在于，所述燃烧室壳体的尾端设置有喷管组件，所述喷管组件包括喷管收缩部和喷管扩张部；所述喷管收缩部与所述燃烧室壳体连通，所述喷管扩张部与所述喷管收缩部连通。
8.根据权利要求7所述的固液动力发动机，其特征在于，所述喷管扩张部采用中空结构，且所述喷管扩张部呈喇叭口结构；所述喷管收缩部采用中空结构，且所述喷管收缩部呈收腰结构。
9.根据权利要求6所述的固液动力发动机，其特征在于，所述贮箱为铝合金贮箱；所述头腔为不锈钢头腔；所述喷注面板为不锈钢喷注面板；所述气瓶采用碳纤维缠绕复合材料气瓶。
10.一种火箭，其特征在于，包括：至少如上述权利要求1至9中任一项所述的固液动力发动机。
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Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109707538A (zh) * 2019-01-10 2019-05-03 北京航空航天大学 火箭的一子级及火箭
CN110116823A (zh) * 2019-04-19 2019-08-13 北京星际荣耀空间科技有限公司 一种可回收和复用的固体运载火箭子级
CN111322173A (zh) * 2020-02-25 2020-06-23 北京航空航天大学 环柱形贮箱固液火箭发动机
CN111594315A (zh) * 2020-04-07 2020-08-28 浙江省涡轮机械与推进系统研究院 一种复合机制全流量循环超声速推进系统及其工作方法
CN113153581A (zh) * 2021-04-28 2021-07-23 哈尔滨工程大学 一种使用可延展材料包覆充流管道结构的柔性双钟型喷管

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3595020A (en) * 1970-04-14 1971-07-27 Bolkow Gmbh Method for producing burnable gases for thrust engines
CN87106913A (zh) * 1986-10-14 1988-07-13 通用电气公司 多推进剂飞行器和推进系统
US8015920B1 (en) * 1987-08-03 2011-09-13 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Solid fuel rocket thrust control
CN106194501A (zh) * 2016-07-08 2016-12-07 北京航空航天大学 螺旋药型固液火箭发动机
CN107355316A (zh) * 2017-05-18 2017-11-17 上海空间推进研究所 空间大容积复合材料表面张力贮箱
CN108688829A (zh) * 2018-05-28 2018-10-23 北京航空航天大学 固液动力亚轨道运载火箭
CN108869100A (zh) * 2018-07-03 2018-11-23 北京航空航天大学 分离用反推固液火箭发动机及火箭辅助制动系统
CN108871110A (zh) * 2018-05-28 2018-11-23 北京航空航天大学 火箭及其组装方法

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3595020A (en) * 1970-04-14 1971-07-27 Bolkow Gmbh Method for producing burnable gases for thrust engines
CN87106913A (zh) * 1986-10-14 1988-07-13 通用电气公司 多推进剂飞行器和推进系统
US8015920B1 (en) * 1987-08-03 2011-09-13 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Solid fuel rocket thrust control
CN106194501A (zh) * 2016-07-08 2016-12-07 北京航空航天大学 螺旋药型固液火箭发动机
CN107355316A (zh) * 2017-05-18 2017-11-17 上海空间推进研究所 空间大容积复合材料表面张力贮箱
CN108688829A (zh) * 2018-05-28 2018-10-23 北京航空航天大学 固液动力亚轨道运载火箭
CN108871110A (zh) * 2018-05-28 2018-11-23 北京航空航天大学 火箭及其组装方法
CN108869100A (zh) * 2018-07-03 2018-11-23 北京航空航天大学 分离用反推固液火箭发动机及火箭辅助制动系统

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
张爱文等: ""并联式固液上面级动力系统研究"", 《火箭推进》 *

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109707538A (zh) * 2019-01-10 2019-05-03 北京航空航天大学 火箭的一子级及火箭
CN110116823A (zh) * 2019-04-19 2019-08-13 北京星际荣耀空间科技有限公司 一种可回收和复用的固体运载火箭子级
CN110116823B (zh) * 2019-04-19 2020-08-18 北京星际荣耀空间科技有限公司 一种可回收和复用的固体运载火箭子级
CN111322173A (zh) * 2020-02-25 2020-06-23 北京航空航天大学 环柱形贮箱固液火箭发动机
CN111322173B (zh) * 2020-02-25 2021-09-24 北京航空航天大学 环柱形贮箱固液火箭发动机
CN111594315A (zh) * 2020-04-07 2020-08-28 浙江省涡轮机械与推进系统研究院 一种复合机制全流量循环超声速推进系统及其工作方法
CN111594315B (zh) * 2020-04-07 2021-03-05 浙江省涡轮机械与推进系统研究院 一种复合机制全流量循环超声速推进系统及其工作方法
CN113153581A (zh) * 2021-04-28 2021-07-23 哈尔滨工程大学 一种使用可延展材料包覆充流管道结构的柔性双钟型喷管

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